TLE数据误差与基于TLE数据的交会预报分析

目前普遍使用TLE数据进行在轨物体的危险交会预报. TLE数据误差不仅会影响交会预报的准确性, 还是计算碰撞概率的必要参数, 因此, 只有准确估计TLE数据误差, 才能得到可信的碰撞概率数值. 本文采用两种方法, 即TLE数据自比和与高精度轨道预报数据相比较的方法, 计算TLE数据误差, 并分别利用TLE数据和高精度数据计算同一交会, 比较两种数据预报的交会结果差异. 结果表明, 采用TLE根数自比方法的计算误差偏小, 而使用精轨数据作为校准数据所得到的TLE误差更接近真实误差, 计算碰撞概率更为合理, 有利于减少虚警.      

TLE预报精度改进及碰撞预警中的应用

双行根数（Two Line Elements,TLE）是目前唯一公开发布且编目最完备的地球轨道空间目标编目数据,由于其根数的特殊性,必须配合SGP4/SDP4 使用导致其预报精度有限. 通过对TLE+SGP4/SDP4预报误差源的分析,利用历史TLE数据生成准观测数据重新进行轨道拟合,针对不同轨道高度和面积质量比情况,确定相应拟合周期,得出了基于弹道系数先验信息有效确定面积质量比的经验方法,对多个独立时段拟合后轨道根数结合数值方法的预报误差进行统计,结果表明,拟合后的TLE根数预报精度与稳定性有很大程度提升. 利用实例对拟合TLE在碰撞预警中的应用进行分析,认为该方法对航天工程中碰撞预警置信度的提高具有重要意义.      

基于轨道预报的热层模式评估

在太阳活动高低年的地磁平静/扰动环境下,利用不同热层大气模式J77,DTM78,MSIS00,JB2008和CHAMP加速度计反演密度,分析有无先验信息条件下的轨道预报误差.结果表明无先验信息的精密轨道预报中,热层模式的性能可能被弹道系数等参数偏差干扰,此时预报误差不能作为模式性能的评价标准.先验信息对轨道预报精度提升非常明显,尤其是地磁扰动期先进热层模式性能得以展现,轨道预报误差为无先验信息情况下的10%～25%.目前热层模式的主要缺陷存在于地磁扰动期.各模式之间的差异是:JB2008模式可以通过线性和单一频率周期项补偿,而J77及DTM78等模式还存在更多频率的误差.本文对不同情况下精密轨道预报的研究结果可为空间碎片碰撞预警等工程实践提供参考.      

多冲量近圆轨道交会的快速打靶法

交会对接是空间站工程中一项非常重要的技术.对于给定的交会对接任务,设计可行的变轨策略,找出简单的计算变轨参数的算法是十分必要的.将高斯变分方程在参考轨道附近线性化得到一组线性化的轨道根数偏差方程,将该偏差方程的解作为二体模型解的初值进行轨道根数打靶,然后将所得到的二体模型的解作为摄动模型解的初始进行打靶.结果表明该迭代算法能很快收敛到摄动模型下的交会对接解.     

基于随机点模拟方法分析空间目标危险交会

基于SGP4模型在空间目标轨道预报中的应用, 在预报的位置速度信息和误差 信息基础上, 提出一种空间两目标碰撞预警的分析方法, 即随机点模拟方法. 与传统的交会平面积分方法相比, 其主要有两点不同: 一是在误差信息中考虑 了误差均值的影响, 即误差椭球不再以预报位置为中心分布; 二是在分析方 法上侧重于真实模拟可能的交会情形, 而不忽略任一方向上的误差. 通过算例分 析验证了该方法的可行性, 结果表明误差均值的非零性使得最大碰撞概率不 一定出现在预报的最近交会距离时刻. 同时仿真结果还表明, 两目标在相对速 度方向上的相对位置仍然存在误差, 这可能造成随机点模拟的碰撞概率计算 值较交会平面积分方法偏小. 不同的碰撞预警分析方法对应不同的预警门限, 根据文中实例, 初步确定10-6为随机点模拟方法的红色预警值.      

返回式航天器轨道周期变率确定及预报的数值方法

对返回式航天器进行变轨控制计算时要用到平均轨道周期变率,而数值法定轨通常求解的是大气阻力系数,无法直接得到平均轨道周期变率。文章通过建立航天器精密动力学模型、数值积分器、瞬时轨道根数到平均轨道根数的转换算法和平均周期序列多项式拟合算法,提出了一种基于数值法精密轨道确定和预报计算平均轨道周期变率的数值方法。     

利用TLE数据分析LEO卫星轨道异常的新方法——————综合判据法

及时准确地发现在轨卫星的轨道异常意义重大. 通过有效的异常算法, 能够找出发生轨道异常的碎片或航天器, 为空间碎片碰撞预警系统分析和验证碰撞事件提供数据支持. 通过对利用TLE (Two Line Elements)数据分析LEO在轨卫星轨道异常的方法研究, 提出了一个利用单个卫星相邻根数时间差控制加综合判据的判别方法. 分析表明, 相对于取单一因素阈值的判别方法, 综合判据法能够最大限度地减少漏判, 并且保持相对较高的判断准确率.      

基于Lyapunov最优反馈控制的月球中继卫星转移轨道设计

摘要： 随着电推进器及小推力转移变轨的研究逐渐深入,在深空探测领域应用电推力器是必然的发展趋势.文章基于以月球中继卫星的运行轨道地月L2点Halo轨道为目标轨道的轨道转移任务,采用Lyapunov最优反馈控制方法,计算单一轨道根数的局部最优控制率,通过遗传算法调整五个轨道根数的权重,得到时间最优的月球中继卫星小推力轨道转移方案,具有工程应用意义.     

基于TLE的弹道系数计算方法及应用分析

针对仅使用两行要素（Two Line Element，TLE）作为数据源的应用需求，研究了基于TLE轨道衰减的弹道系数计算方法。介绍了一种常用的基于两组TLE的直接计算法，分析TLE选取间隔对结果精度的影响；提出了一种基于多组TLE的迭代计算方法，以降低异常TLE对计算结果的影响；从弹道系数计算效果、在再入预报中的应用等方面对这两种方法进行比较分析。结果表明，两种方法各有优劣，基于多组TLE的迭代计算法稳定性更高、受TLE精度的影响更小；由于数据区间更短，基于两组TLE的计算结果对短期轨道衰减特性反应得更准确，用于临近再入时的预报效果更好。     

基于期望最大算法的空间事件及异常值探测

美国ELSET数据库提供的TLE数据是目前使用最广泛的数据,在热层大气密度反演、弹道系数估计、碰撞预警等领域具有重要作用。受空间环境扰动、空间事件以及TLE产生过程等共同影响,ELSET数据库包含大量亟待清理的异常值和识别的空间事件,例如发布错误的TLE、轨道根数异常和Bstar异常。现有方法在清理异常轨道根数时缺乏统一性,需要使用不同的技术,清理流程较为繁杂,并且仅适用于特定轨道区域的少数目标。为克服现有方法的弊端,提出了一种基于期望最大算法的滑动窗口–多项式拟合预报方法,对含有轨道机动的碎片以及受空间环境影响的碎片进行异常值与空间事件探测。研究表明,该方法能够灵活处理不同空间环境下的异常值与空间事件探测,具有普适性,适用于所有轨道碎片。      

空间目标预警阈值确定分析

针对目前通常采用计算碰撞概率来进行空间目标碰撞预警的方法,为提高其评判标准的精度以达到提高航天器精准预警的目的,分析了目前空间目标碰撞概率阈值确定过程的总体框架.对阈值确定过程中所涉及的误差协方差矩阵确定方法、碰撞概率计算以及碎片通量计算方法进行了研究.以国际空间站（ISS）为例,通过计算其所在空间的碎片通量,分析其轨道受空间环境的影响情况,并与早期结果进行比较,得出其以往的碰撞概率阈值可能被高估的结论.      

基于拉普拉斯变换的空间目标碰撞概率计算方法

碰撞概率是空间碎片碰撞预警中评判碰撞发生可能性大小的重要依据,对航天器机动规避具有重要意义。基于拉普拉斯变换的碰撞概率计算方法利用拉普拉斯变换以及幂级数的定义,推导了在短时间接近情况下碰撞概率的幂级数表达式,分析了碰撞概率的截断误差并确定了在不同精度要求下的幂级数项数。针对2009年美俄卫星的碰撞事件,将基于拉普拉斯变换的碰撞概率计算结果与Chan方法、Monte Carlo方法的计算结果进行比较,验证了基于拉普拉斯变换方法在计算精度上的优势。      

基于GPS的地球资源卫星精密星历外推新方法

随着技术的发展,通过星载GPS接收机直接确定卫星星历成为卫星定位的一个重要手段.GPS接收机获取的卫星星历数据是某一时刻的瞬时状态,要获取连续的卫星星历数据还需要进一步处理.常用的处理方法有几何法与动力学法.在GPS接收机给定瞬时星历频率较低的情况下,几何法的计算误差比较大,特别是只有一组瞬时星历时,无法用几何法进行轨道的外推.在分析地球资源卫星轨道特点的基础上,提出一种新的轨道缩减动力模型,该模型将卫星运动在直角坐标系中分解为简谐运动,利用模型实现了轨道外推的算法.通过试验验证,该算法可以达到较高的精度.      

空间目标碰撞预警中的一种高效筛选方法

在航天器碰撞预警工作中, 为节省计算时间, 需要从大量空间目标中筛选出 可能的危险目标, 计算碰撞概率等参量并进行风险评估. 通常采用的筛选方 法包括高度筛选、几何筛选和时间筛选三步, 不同文献中后两步筛选的算 法略有不同, 同时各方法均难以实现预报三天的快速碰撞预警. 本文通过充 分考虑一阶摄动项对目标轨道的影响, 改进了时间筛选算法, 并在其后增加 了距离筛选, 将筛除比例从通常的大约99%提高到99.97%, 为实现快速碰 撞预警工作提供了理论支持. 通过对实测数据的计算比较, 验证了方 法的正确性及高效性.      

基于机动力模型的GEO卫星恢复期间定轨

北斗卫星导航系统(BDS)中GEO卫星频繁的轨道机动对高精度、实时不间断的导 航服务需求提出了更高要求, 如何在短弧跟踪条件下提高GEO卫星轨道快速 恢复能力, 是提升导航系统服务精度的关键因素. 针对该问题, 本文提出了基 于机动力模型的动力学定轨方法, 尝试利用高精度的C波段转发式测距数据, 辅 以机动期间的遥测遥控信息建立机动力模型, 联合轨控前后的观测数据进行动 力学长弧定轨. 利用BDS中GEO卫星实测数据进行了定轨试验与分析, 结果表明, 恢复期间需要采用解算机动推力的定轨方法, 联合机动前、机动期间和机 动后4h数据定轨的轨道位置精度在20m量级, 径向精度优于2.5m. 该方 法克服了短弧跟踪条件下动力学法定轨和单点定位中的诸多问题, 提供了解决 GEO卫星机动后轨道快速恢复问题的技术方法.      

空间碎片预警中的碰撞概率方法研究

由于空间碎片对飞行在地球轨道上的航天器危害日益严重,所以必须采取一些有效的防护措施,对于那些直径大于10 cm的碎片,通常是采用主动规避的方法来进行防护.为了避免传统的Box判据造成的过多错误预警,碰撞概率模型开始被应用于空间碎片预警,本文以空间站为例,将碰撞概率方法与传统Box区域判定法进行比较,介绍碰撞概率计算模型的建立方法,基于位置误差矩阵的碰撞概率Pc的算法,并针对实际交会事例进行了计算和分析.      

光压摄动对卫星姿态轨道耦合的影响分析

随着卫星对地测量精度要求的不断提高, 对卫星轨道的精度要求也随之提高. 目前Topex, Jason-1, Jason-2等一系列海洋测地卫星的轨道计算精度已经达到厘米量级, 相应对卫星动力学模型的要求也越来越精细. 以Topex海洋测地卫星为背景, 考虑卫星帆板有规律的运动, 将其几何形状简化为高精度轨道计算中比较通用的Boxing-Wing模型, 计算了Topex卫星的Boxing-Wing模型在轨运行中受到的太阳光压力及光压力矩. 考虑卫星姿态和轨道耦合的情况下, 计算了太阳光压力及光压力矩对Topex卫星轨道半长轴和卫星姿态的影响. 通过一个轨道周期的计算可知, 光压对卫星轨道半长轴的影响大约为9cm, 对卫星滚动角和俯仰角的影响在6°左右, 因此, 在高精度的轨道计算和姿态控制中这个影响是应该考虑的.      

Chebyshev不等式在空间碎片碰撞概率置信度中的应用

空间碎片的碰撞预警与规避能有效避免碰撞事件的发生.碰撞概率是碰撞预警的主要判据,也是航天器规避机动决策的主要依据.由于计算碰撞概率的各相关参数带有误差,导致计算得到的碰撞概率值并不准确,难以做出规避机动决策,因此评估碰撞概率值的可信程度是亟需解决的问题.本文给出了一种碰撞概率置信度的计算方法,利用各影响参数的标准差,通过误差传递的方法计算碰撞概率的标准差,结合单边Chebyshev不等式,给出碰撞概率值大于10-4阈值时的置信度,并结合实际案例进行了分析.      

基于视线测量和轨道预报高轨非合作目标相对导航方法

对于非合作目标,由于中远距离星上相对测量手段有限,大多情况仅能获得视线角信息.仅视线测量相对导航方法在GEO轨道条件下滤波精度低、可观测性差.提出一种基于星间视线方位测量和轨道预报信息结合的非合作目标相对导航方法.建立基于星间相对运动模型的状态方程和基于星间视线测量和轨道预报信息的观测方程,分别选取了扩展卡尔曼滤波和无迹卡尔曼滤波两种方法,仿真分析了轨道预报信息精度和滤波方法对导航精度的影响.